CN104326081B - 应用于航磁测量的八旋翼无人机 - Google Patents

Abstract

应用于航磁测量的八旋翼无人机属飞行器技术领域，4个主旋翼系统与主机架的四个平台固接，4个调节旋翼系统内端与主机架的8个固接点固接；4个调节旋翼系统呈十字形排列，且与呈十字形排列的左框架、长框架、右框架错位45°角；4个调节旋翼系统外端与主机架的上下环固接；自动平衡感应器与主机架的4个中立板固接；本发明系统效率高，可降低系统的冗余，提高飞机的偏航能力和机动性；还可降低飞行器旋翼负责执行飞行动作的复杂度，减少控制通道间的耦合效应，使飞行控制策略更易实现，从而提高旋翼的利用效率；适合航空磁法勘探中对重载荷、低空、低速、振动小等飞行搭载平台的要求，可实现自主动平衡监测与调节，温度适应性高。

Description

应用于航磁测量的八旋翼无人机

技术领域

本发明属飞行器技术领域，具体涉及一种应用于航磁测量的八旋翼无人机。

背景技术

随着经济持续快速发展，我国现有资源已经很难满足经济建设发展的需求，所以迫切需要寻找新的矿产资源。然而，我国地域辽阔，地质条件复杂，很多有用的矿产资源大多分布在人迹罕至的山区、峡谷等区域。传统地面磁法勘探方法无法进行勘探实施，且有人机航空地球物理磁法测量由于考虑飞行安全问题，大飞行高度造成采集的地球物理信号较弱、分辨率低，很难满足精细找矿的要求。

之间因旋翼式无人机的诸多特点，将其应用于航空磁法勘探。旋翼式无人直升机具备垂直升降、悬停等灵活飞行性能优势，特别适合复杂地形的航空磁法勘探工作的进行。一般的，多采用单旋翼无人机、四旋翼无人直升机或八旋翼无人机。但单旋翼无人机需要尾桨消除旋翼的反扭力距，系统稳定性和安全性低，振动大，严重影响物探仪器的使用。对四旋翼无人直升机的四个旋翼在同一个平面上，呈十字交叉分布。它通过调节四个旋翼的转速改变不同旋翼的升力大小，改变飞行器整体的合力和力矩完成飞行姿态的控制，提供的升力有限，往往对搭载仪器的重量有很大的限制，且其中一个旋翼出现故障，四旋翼无人机将出现坠机的危险。八旋翼无人机与四旋翼无人机类似，采用共面的八个旋翼或共面的四个共轴旋翼的转速变化，控制飞机的俯仰、横滚、偏航和升降，相比四旋翼无人机，升力提高的同时，多出了四个冗余的控制余量，整体的飞行效率不高，在少数旋翼出现故障的情况下仍能安全飞行，提高了系统的安全性，八旋翼在完成俯仰、滚转、偏航和高度等其中一个动作时，均需要八个旋翼同时改变转速，但是理论上，完成其中之一的动作仅需两个旋翼，这样如全部完成四个基本动作，仅需四个旋翼就可，上述旋翼式无人机在效率、安全性和机动性方面存在缺陷，所以需要研制出一种新型的应用于航磁测量的多旋翼无人机，在保证升力提高的同时，降低多旋翼无人机的冗余度，节省了效率和冗余度，满足无人机航磁勘探任务的需要。

发明内容

针对上述问题，本发明提供了一种应用于航磁测量的多旋翼无人机，在保证升力提高的同时，降低多旋翼无人机的冗余度，节省了效率和冗余度，满足无人机航磁勘探任务的需要。此外，自身具有动平衡监测的能力，通过结合工控机，与控制信号进行比对，可以自主实现飞行状态的矫正。

本发明由主机架A、主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF、主旋翼系统ⅣI、调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG、调节旋翼系统ⅣJ、自动平衡感应器H组成，其中

主旋翼系统ⅠB经旋翼基础板与主机架A的平台Ⅰ28固接，主旋翼系统ⅡD经旋翼基础板与主机架A的平台Ⅳ48固接，主旋翼系统ⅢF经旋翼基础板与主机架A的平台Ⅱ33固接，主旋翼系统ⅣI经旋翼基础板与主机架A的平台Ⅲ38固接；

调节旋翼系统ⅠC内端经其上支架和下支架与主机架A的固接点j和固接点k固接；调节旋翼系统ⅡE内端经其上支架和下支架与主机架A的固接点i和固接点l固接；调节旋翼系统ⅢG内端经其上支架和下支架与主机架A的固接点f和固接点g固接；调节旋翼系统ⅣJ内端经其上支架和下支架与主机架A的固接点e和固接点h固接；调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ呈十字形排列，且与主机架A中呈十字形排列的左框架1、长框架2、右框架5错位450角；调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ外端与主机架A的上环4和下环3固接；

自动平衡感应器H经塑胶外壳54上所设的顶端轴Ⅰ52、顶端轴Ⅱ59、顶端轴Ⅲ60、顶端轴Ⅳ61与主机架A中的中立板Ⅰ30、中立板Ⅳ45、中立板Ⅱ31、中立板Ⅲ41固接。

所述的主机架A由左框架1、长框架2、下环3、上环4、右框架5组成，其中左框架1中左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40内端与长框架2的长连杆Ⅰ29中部固接，形成固接点e、固接点f；左框架1的左连杆Ⅳ42、左连杆Ⅲ43内端与长框架2的长连杆Ⅲ36中部固接，形成固接点h和固接点g；右框架5的右连杆Ⅰ46、右连杆Ⅱ47内端与长框架2的长连杆Ⅱ32中部固接，形成固接点i、固接点j，右框架5的右连杆Ⅲ50、右连杆Ⅳ51内端与长框架2的长连杆Ⅳ35中部固接，形成固接点k、固接点l；左框架1和右框架5与长框架2呈十字型，左框架1、长框架2和右框架5外端上部与上环4固接，左框架1、长框架2和右框架5外端下部与下环3固接；

所述的长框架2由平台Ⅰ28、长连杆Ⅰ29、中立板Ⅰ30、中立板Ⅱ31、长连杆Ⅱ32、平台Ⅱ33、端立板Ⅱ34、长连杆Ⅳ35、长连杆Ⅲ36、端立板Ⅰ37组成，其中端立板Ⅰ37固接于长连杆Ⅰ29、长连杆Ⅱ32、长连杆Ⅲ36、长连杆Ⅳ35前端，端立板Ⅱ34固接于长连杆Ⅰ29、长连杆Ⅱ32、长连杆Ⅲ36、长连杆Ⅳ35后端，形成长方体框架，中立板Ⅰ30和中立板Ⅱ31对称固接于长方体框架内中心两边；平台Ⅰ28固接于长连杆Ⅰ29和长连杆Ⅱ32一端，平台Ⅱ33固接于长连杆Ⅰ29和长连杆Ⅱ32另一端；

所述的左框架1由平台Ⅲ38、左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40、中立板Ⅲ41、左连杆Ⅳ42、左连杆Ⅲ43、端立板Ⅲ44组成，其中端立板Ⅲ44固接于左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40、左连杆Ⅳ42和左连杆Ⅲ43左端；中立板Ⅲ41固接于左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40、左连杆Ⅳ42和左连杆Ⅲ43右端靠里；平台Ⅲ38固接于左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40左端；

所述的右框架5由中立板Ⅳ45、右连杆Ⅰ46、右连杆Ⅱ47、平台Ⅳ48、端立板Ⅳ49、右连杆Ⅲ50、右连杆Ⅳ51组成，其中端立板Ⅳ49固接于右连杆Ⅰ46、右连杆Ⅱ47、右连杆Ⅲ50和右连杆Ⅳ51右端，中立板Ⅳ45固接于右连杆Ⅰ46、右连杆Ⅱ47、右连杆Ⅲ50和右连杆Ⅳ51左端靠里；平台Ⅳ48固接于右连杆Ⅰ46和右连杆Ⅱ47右端。

所述的调节旋翼系统由上调节旋翼6、变速器7、上夹板8、立柱9、上支架10、下支架11、电动机12、下夹板13和下调节旋翼14组成，其中电动机12输出轴与变速器7的输入轴20固接，电动机12和变速器7由上夹板8和下夹板13固接，上支架10和下支架11中部经立柱9固接，上支架10外端与上夹板8内端固接，下支架11外端与下夹板13内端固接；上调节旋翼6固接于变速器7的上输出轴16顶端，下调节旋翼14固接于变速器7的下输出轴23顶端；调节旋翼系统包括调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG、调节旋翼系统ⅣJ,调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG、调节旋翼系统ⅣJ的结构完全相同；

所述的变速器7由上轴承15、上输出轴16、锥齿轮Ⅲ17、变速器外壳18、右轴承19、输入轴20、锥齿轮Ⅰ21、锥齿轮Ⅱ22、下输出轴23和下轴承24组成，其中上输出轴16下端固接锥齿轮Ⅲ17，上输出轴16中部与上轴承15内圈固接，上轴承15外圈固接于变速器外壳18上部；下输出轴23上端固接锥齿轮Ⅱ22，下输出轴23中部与下轴承24内圈固接，下轴承24外圈固接于变速器外壳18下部；输入轴20左端固接锥齿轮Ⅰ21，输入轴20左端中部与右轴承19内圈固接，右轴承19外圈固接于变速器外壳18右部；锥齿轮Ⅱ22和锥齿轮Ⅲ17均与锥齿轮Ⅰ21啮合。

所述的主旋翼系统由主旋翼25、旋翼基础板26和主电动机27组成，其中主电动机27底部与旋翼基础板26固接，主电动机27输出轴与主旋翼25固接；

主旋翼系统包括主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣI，主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣH的结构完全相同。

所述的自动平衡感应器(H)由活塞53、塑胶外壳54、激励线圈55、感应线圈56、玻璃管57、磁性液体及空气58组成，活塞53滑动连接于玻璃管57靠近端口的内壁，磁性液体及空气58填充于玻璃管57内，并由活塞53限位；玻璃管57靠近端口的外圆面上先缠绕等匝数的激励线圈55，再缠绕等匝数的感应线圈56；

自动平衡感应器的玻璃管为相通的十字形的玻璃管，四个出口分别为a口、b口、c口、d口；自动平衡感应器由塑胶外壳54包裹，塑胶外壳54上设有顶端轴Ⅰ52、顶端轴Ⅱ59、顶端轴Ⅲ60、顶端轴Ⅳ61；自动平衡感应器包括自动平衡感应器ⅠK、自动平衡感应器ⅡL、自动平衡感应器ⅢM、自动平衡感应器ⅣN，其结构完全相同，自动平衡感应器ⅠK、自动平衡感应器ⅡL、自动平衡感应器ⅢM、自动平衡感应器ⅣN，呈十字形组装。

本发明的功能的实现主要分为两部分-飞行操作和动平衡监测。

关于飞行操作的实现，所述主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣI主要提供升力和进行偏航动作，所述调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ主要实现俯仰和横滚。

本发明进行上升、下降或悬停操作时，所述的主旋翼系统的主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣI的主旋翼25转速大小相同，但主旋翼系统ⅠB的主旋翼25与主旋翼系统ⅢF的主旋翼25旋转方向相反，主旋翼系统ⅡD的主旋翼25与主旋翼系统ⅣI的主旋翼25旋转方向相反，以此抵消反扭矩，且的主旋翼系统的主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣI的主旋翼25提供相同的升力；所述调节旋翼系统包括调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ,调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ的电动机12经由锥齿轮Ⅲ17、锥齿轮Ⅰ21和锥齿轮Ⅱ22实现上调节旋翼6和下调节旋翼14的上下反向旋转，由此得到升力并抵消反扭矩，所述调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ的结构完全相同，且各自的电动机12输出的转速大小一致，提供相等的升力，各自的电动机12输出的转速方向不做要求。

当本发明进行偏航操作时，所述主旋翼系统包括主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣI，主旋翼系统ⅠB的主旋翼25与主旋翼系统ⅢF的主旋翼25旋转方向相反，主旋翼系统ⅡD的主旋翼25与主旋翼系统ⅣI的主旋翼25旋转方向相反，通过调节主旋翼系统ⅠB的主旋翼25与主旋翼系统ⅢF的主旋翼25之间的速度差，或通过调节主旋翼系统ⅡD的主旋翼25与主旋翼系统ⅣI的主旋翼25之间的速度差实现扭矩差，通过扭矩差实现偏航操作。所述调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ的操作与上升、下降或悬停操作时一致。

本发明进行俯仰操作时，所述调节旋翼系统ⅣJ的电动机12输出转速与调节旋翼系统ⅡE的电动机12输出转速存在差值，造成调节旋翼系统ⅣJ与调节旋翼系统ⅡE输出的升力不同，通过跷跷板原理，实现俯仰的操作。所述主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣI的操作与上升、下降或悬停操作时一致。

本发明进行横滚操作时，所述调节旋翼系统ⅠC的电动机12输出转速与调节旋翼系统ⅢG的电动机12输出转速存在差值，造成调节旋翼系统ⅠC与调节旋翼系统ⅢG输出的升力不同，通过跷跷板原理，实现向左或向右横滚的操作。所述主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣI的操作与上升、下降或悬停操作时一致。

关于动平衡监测的实现，所述主机架A的主旋翼系统ⅠB所在一侧与玻璃管57的a端方向对齐，所述主机架A的主旋翼系统ⅡD所在一侧与玻璃管57的b端方向对齐，所述主机架A的主旋翼系统ⅢF所在一侧与玻璃管57的c端方向对齐，所述主机架1的主旋翼系统ⅣI所在一侧与玻璃管57的d端方向对齐。

所述玻璃管57内预先填充有磁性液体及空气58。当飞行器发生偏转时，所述玻璃管57内的磁性液体发生流动,如主旋翼系统ⅠB所在一侧低于主旋翼系统ⅢF所在一侧位置，主旋翼系统ⅡD所在一侧与主旋翼系统ⅣI所在一侧等高时，玻璃管57的a端内的磁性液体量大于c端内的磁性液体量，b端内的磁性液体量等于d端内的磁性液体量。根据变压器原理，玻璃管57的a端、b端、c端和d端的激励线圈55分别通以等值的激励电压，a端、b端、c端和d端的磁性液体量的不同导致磁芯的不同，a端、b端、c端和d端的感应线圈56输出不同的电压值。当主旋翼系统ⅠB所在一侧低于主旋翼系统ⅢF所在一侧位置，主旋翼系统ⅡD所在一侧与主旋翼系统ⅣI所在一侧等高时，即前倾与向左滚转的叠加动作时，感应电压Ua>Uc，Ub＝Ud。不同的高度差，即不同的倾角时Ua-Uc的值不同。同时不同的飞行状态时Ua、Uc、Ub和Ud之间存在特定的关系。某一状态时，将Ua、Uc、Ub和Ud值记录至工控机，可得到该时刻的关于前倾和滚转的飞行状态。再通过与控制信号的比对和工控机的控制，可实现自主监测与调节平衡。

本发明与现有技术相比具有以下优点和有益效果：

1.系统效率高。本发明调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ在控制姿态的同时，提供一部分升力，提高了系统效率。相比四旋翼无人机，八个共轴小旋翼可以在控制姿态的同时，提供一部分升力，提高了系统效率。

2.系统的冗余度低，飞机的偏航能力和机动性得到了提高。相比八旋翼飞行器，采用四个十字交叉大旋翼提供升力，降低了系统的冗余，提高了飞机的偏航能力和机动性。降低了飞行器旋翼负责执行飞行动作的复杂度，减少了控制通道间的耦合效应，使飞行控制策略更易实现，提高了旋翼的利用效率。适合航空磁法勘探中对重载荷、低空、低速、振动小等飞行搭载平台的要求。

3.可以实现自主动平衡监测，通过结合工控机，与控制信号进行比对，可以自主实现飞行状态的矫正。所述自动平衡感应器H的玻璃管57的a端、b端、c端和d端的激励线圈55分别通以等值的激励电压，无人机进行飞行操作时，所述玻璃管57的a端、b端、c端和d端的磁性液体量的不同导致磁芯的不同，a端、b端、c端和d端的感应线圈56输出不同的电压值。通过对a端、b端、c端和d端的感应线圈56的比较，可得到无人机的飞行状态。再通过与控制信号的比对和工控机的控制，可实现自主监测与调节平衡。

4.温度适应性高。所述玻璃管57的a端、b端、c端和d端的分别设置有活塞53，当温度发生变化时，所述玻璃管57内部的空气压缩或者膨胀，结合外部大气压的作用，导致所述a端、b端、c端和d端的活塞53沿着玻璃管57的内部管壁进行运动，保持内部空气与外部大气压之间的压力平衡。

附图说明

图1为应用于航磁测量的八旋翼无人机的结构示意图

图2为主机架的结构示意图

图3为调节旋翼系统的结构示意图

图4为变速器的结构示意图

图5为主旋翼系统的结构示意图

图6为长框架的结构示意图

图7为左框架的结构示意图

图8为右框架的结构示意图

图9为左框架、长框架和右框架固接点的示意图

图10为自动平衡感应器的结构示意图

图11为自动平衡感应器与主机架的连接关系示意图

其中：A.主机架B.主旋翼系统ⅠD.主旋翼系统ⅡF.主旋翼系统ⅢI.主旋翼系统ⅣC.调节旋翼系统ⅠE.调节旋翼系统ⅡG.调节旋翼系统ⅢJ.调节旋翼系统ⅣH.自动平衡感应器K.自动平衡感应器ⅠL.自动平衡感应器ⅡM.自动平衡感应器ⅢN.自动平衡感应器Ⅳ

1.左框架2.长框架3.下环4.上环5.右框架6.上调节旋翼7.变速器8.上夹板9.立柱10.上支架11.下支架12.电动机13.下夹板14.下调节旋翼15.上轴承16.上输出轴17.锥齿轮Ⅲ18.变速器外壳19.右轴承20.输入轴21.锥齿轮Ⅰ22.锥齿轮Ⅱ23.下输出轴24.下轴承25.主旋翼26.旋翼基础板27.主电动机28.平台Ⅰ29.长连杆Ⅰ30.中立板Ⅰ31.中立板Ⅱ32.长连杆Ⅱ33.平台Ⅱ34.端立板Ⅱ35.长连杆Ⅳ36.长连杆Ⅲ37.端立板Ⅰ38.平台Ⅲ39.左连杆Ⅰ40.左连杆Ⅱ41.中立板Ⅲ42.左连杆Ⅳ43.左连杆Ⅲ44.端立板Ⅲ45.中立板Ⅳ46.右连杆Ⅰ47.右连杆Ⅱ48.平台Ⅳ49.端立板Ⅳ50.右连杆Ⅲ51右连杆Ⅳ52.顶端轴Ⅰ53.活塞54.塑胶外壳55.激励线圈56.感应线圈57.玻璃管58.磁性液体及空气59.顶端轴Ⅱ60.顶端轴Ⅲ61.顶端轴Ⅳ

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明。

参照附图1-图11所示，本发明本发明由主机架A、主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF、主旋翼系统ⅣI、调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG、调节旋翼系统ⅣJ、自动平衡感应器H组成，其中

主旋翼系统ⅠB经旋翼基础板与主机架A的平台Ⅰ28固接，主旋翼系统ⅡD经旋翼基础板与主机架A的平台Ⅳ48固接，主旋翼系统ⅢF经旋翼基础板与主机架A的平台Ⅱ33固接，主旋翼系统ⅣI经旋翼基础板与主机架A的平台Ⅲ38固接；

调节旋翼系统ⅠC内端经其上支架和下支架与主机架A的固接点j和固接点k固接；调节旋翼系统ⅡE内端经其上支架和下支架与主机架A的固接点i和固接点l固接；调节旋翼系统ⅢG内端经其上支架和下支架与主机架A的固接点f和固接点g固接；调节旋翼系统ⅣJ内端经其上支架和下支架与主机架A的固接点e和固接点h固接；调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ呈十字形排列，且与主机架A中呈十字形排列的左框架1、长框架2、右框架5错位450角；调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG和调节旋翼系统ⅣJ外端与主机架A的上环4和下环3固接；

自动平衡感应器H经塑胶外壳54上所设的顶端轴Ⅰ52、顶端轴Ⅱ59、顶端轴Ⅲ60、顶端轴Ⅳ61与主机架A中的中立板Ⅰ30、中立板Ⅳ45、中立板Ⅱ31、中立板Ⅲ41固接。

所述的主机架A由左框架1、长框架2、下环3、上环4、右框架5组成，其中左框架1中左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40内端与长框架2的长连杆Ⅰ29中部固接，形成固接点e、固接点f；左框架1的左连杆Ⅳ42、左连杆Ⅲ43内端与长框架2的长连杆Ⅲ36中部固接，形成固接点h和固接点g；右框架5的右连杆Ⅰ46、右连杆Ⅱ47内端与长框架2的长连杆Ⅱ32中部固接，形成固接点i、固接点j，右框架5的右连杆Ⅲ50、右连杆Ⅳ51内端与长框架2的长连杆Ⅳ35中部固接，形成固接点k、固接点l；左框架1和右框架5与长框架2呈十字型，左框架1、长框架2和右框架5外端上部与上环4固接，左框架1、长框架2和右框架5外端下部与下环3固接；

所述的长框架2由平台Ⅰ28、长连杆Ⅰ29、中立板Ⅰ30、中立板Ⅱ31、长连杆Ⅱ32、平台Ⅱ33、端立板Ⅱ34、长连杆Ⅳ35、长连杆Ⅲ36、端立板Ⅰ37组成，其中端立板Ⅰ37固接于长连杆Ⅰ29、长连杆Ⅱ32、长连杆Ⅲ36、长连杆Ⅳ35前端，端立板Ⅱ34固接于长连杆Ⅰ29、长连杆Ⅱ32、长连杆Ⅲ36、长连杆Ⅳ35后端，形成长方体框架，中立板Ⅰ30和中立板Ⅱ31对称固接于长方体框架内中心两边；平台Ⅰ28固接于长连杆Ⅰ29和长连杆Ⅱ32一端，平台Ⅱ33固接于长连杆Ⅰ29和长连杆Ⅱ32另一端；

所述的左框架1由平台Ⅲ38、左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40、中立板Ⅲ41、左连杆Ⅳ42、左连杆Ⅲ43、端立板Ⅲ44组成，其中端立板Ⅲ44固接于左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40、左连杆Ⅳ42和左连杆Ⅲ43左端；中立板Ⅲ41固接于左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40、左连杆Ⅳ42和左连杆Ⅲ43右端靠里；平台Ⅲ38固接于左连杆Ⅰ39、左连杆Ⅱ40左端；

所述的右框架5由中立板Ⅳ45、右连杆Ⅰ46、右连杆Ⅱ47、平台Ⅳ48、端立板Ⅳ49、右连杆Ⅲ50、右连杆Ⅳ51组成，其中端立板Ⅳ49固接于右连杆Ⅰ46、右连杆Ⅱ47、右连杆Ⅲ50和右连杆Ⅳ51右端，中立板Ⅳ45固接于右连杆Ⅰ46、右连杆Ⅱ47、右连杆Ⅲ50和右连杆Ⅳ51左端靠里；平台Ⅳ48固接于右连杆Ⅰ46和右连杆Ⅱ47右端。

所述的调节旋翼系统由上调节旋翼6、变速器7、上夹板8、立柱9、上支架10、下支架11、电动机12、下夹板13和下调节旋翼14组成，其中电动机12输出轴与变速器7的输入轴20固接，电动机12和变速器7由上夹板8和下夹板13固接，上支架10和下支架11中部经立柱9固接，上支架10外端与上夹板8内端固接，下支架11外端与下夹板13内端固接；上调节旋翼6固接于变速器7的上输出轴16顶端，下调节旋翼14固接于变速器7的下输出轴23顶端；调节旋翼系统包括调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG、调节旋翼系统ⅣJ,调节旋翼系统ⅠC、调节旋翼系统ⅡE、调节旋翼系统ⅢG、调节旋翼系统ⅣJ的结构完全相同；

所述的变速器7由上轴承15、上输出轴16、锥齿轮Ⅲ17、变速器外壳18、右轴承19、输入轴20、锥齿轮Ⅰ21、锥齿轮Ⅱ22、下输出轴23和下轴承24组成，其中上输出轴16下端固接锥齿轮Ⅲ17，上输出轴16中部与上轴承15内圈固接，上轴承15外圈固接于变速器外壳18上部；下输出轴23上端固接锥齿轮Ⅱ22，下输出轴23中部与下轴承24内圈固接，下轴承24外圈固接于变速器外壳18下部；输入轴20左端固接锥齿轮Ⅰ21，输入轴20左端中部与右轴承19内圈固接，右轴承19外圈固接于变速器外壳18右部；锥齿轮Ⅱ22和锥齿轮Ⅲ17均与锥齿轮Ⅰ21啮合。

所述的主旋翼系统由主旋翼25、旋翼基础板26和主电动机27组成，其中主电动机27底部与旋翼基础板26固接，主电动机27输出轴与主旋翼25固接；

主旋翼系统包括主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣI，主旋翼系统ⅠB、主旋翼系统ⅡD、主旋翼系统ⅢF和主旋翼系统ⅣH的结构完全相同。

所述的自动平衡感应器(H)由活塞53、塑胶外壳54、激励线圈55、感应线圈56、玻璃管57、磁性液体及空气58组成，活塞53滑动连接于玻璃管57靠近端口的内壁，磁性液体及空气58填充于玻璃管57内，并由活塞53限位；玻璃管57靠近端口的外圆面上先缠绕等匝数的激励线圈55，再缠绕等匝数的感应线圈56；

自动平衡感应器的玻璃管为相通的十字形的玻璃管，四个出口分别为a口、b口、c口、d口；自动平衡感应器由塑胶外壳54包裹，塑胶外壳54上设有顶端轴Ⅰ52、顶端轴Ⅱ59、顶端轴Ⅲ60、顶端轴Ⅳ61；自动平衡感应器包括自动平衡感应器ⅠK、自动平衡感应器ⅡL、自动平衡感应器ⅢM、自动平衡感应器ⅣN，其结构完全相同，自动平衡感应器ⅠK、自动平衡感应器ⅡL、自动平衡感应器ⅢM、自动平衡感应器ⅣN，呈十字形组装。

本发明磁性液体变压式测速装置利用了以下几个工作原理：

一、变压器的工作原理：所述玻璃管57的a端、b端、c端和d端相同的靠近端口的外圆轴面分别缠绕等匝数的激励线圈55，再缠绕等匝数的感应线圈56。所述自动平衡感应器H的玻璃管57的a端、b端、c端和d端的激励线圈55分别通以等值的激励电压，无人机进行飞行操作时，所述玻璃管57的a端、b端、c端和d端的磁性液体量的不同导致磁芯的不同，a端、b端、c端和d端的感应线圈56输出不同的电压值。如主旋翼系统ⅠB所在一侧低于主旋翼系统ⅢF所在一侧位置，主旋翼系统ⅡD所在一侧与主旋翼系统ⅣI所在一侧等高时，即前倾与向左滚转的叠加动作时，感应电压Ua>Uc，Ub＝Ud。不同的高度差，即不同的倾角时Ua-Uc的值不同。同时不同的飞行状态时Ua、Uc、Ub和Ud之间存在特定的关系。某一状态时，将Ua、Uc、Ub和Ud值记录至工控机，可得到该时刻的关于前倾和滚转的飞行状态。再通过与控制信号的比对和工控机的控制，可实现自主监测与调节平衡。

二、磁性液体的可流动性：所述玻璃管57内预先填充有58。当所述玻璃管57的a端、b端、c端和d端不水平时，所述玻璃管57内部的磁性液体及空气58向较低位置流动，造成玻璃管57的a端、b端、c端和d端的磁芯改变。

三、气压平衡的作用：所述玻璃管57的a端、b端、c端和d端的分别设置有活塞53，当温度发生变化时，所述玻璃管57内部的空气压缩或者膨胀，结合外部大气压的作用，导致所述a端、b端、c端和d端的活塞53沿着玻璃管57的内部管壁进行运动，保持内部空气与外部大气压之间的压力平衡。

Claims (7)

1.一种应用于航磁测量的八旋翼无人机，由主机架(A)、主旋翼系统Ⅰ(B)、主旋翼系统Ⅱ(D)、主旋翼系统Ⅲ(F)、主旋翼系统Ⅳ(I)、调节旋翼系统Ⅰ(C)、调节旋翼系统Ⅱ(E)、调节旋翼系统Ⅲ(G)、调节旋翼系统Ⅳ(J)、自动平衡感应器(H)组成，其特征在于其中主旋翼系统Ⅰ(B)经旋翼基础板与主机架(A)的平台Ⅰ(28)固接，主旋翼系统Ⅱ(D)经旋翼基础板与主机架(A)的平台Ⅳ(48)固接，主旋翼系统Ⅲ(F)经旋翼基础板与主机架(A)的平台Ⅱ(33)固接，主旋翼系统Ⅳ(I)经旋翼基础板与主机架(A)的平台Ⅲ(38)固接；调节旋翼系统Ⅰ(C)内端经其上支架与主机架(A)的固接点j固接；调节旋翼系统Ⅰ(C)内端经其下支架与主机架(A)的固接点k固接；调节旋翼系统Ⅱ(E)内端经其上支架与主机架(A)的固接点i固接；调节旋翼系统Ⅱ(E)内端经其下支架与主机架(A)的固接点l固接；调节旋翼系统Ⅲ(G)内端经其上支架与主机架(A)的固接点f固接；调节旋翼系统Ⅲ(G)内端经其下支架与主机架(A)的固接点g固接；调节旋翼系统Ⅳ(J)内端经其上支架与主机架(A)的固接点e固接；调节旋翼系统Ⅳ(J)内端经其下支架与主机架(A)的固接点h固接；调节旋翼系统Ⅰ(C)、调节旋翼系统Ⅱ(E)、调节旋翼系统Ⅲ(G)和调节旋翼系统Ⅳ(J)呈十字形排列，且与主机架(A)中呈十字形排列的左框架(1)、长框架(2)、右框架(5)错位45°角；调节旋翼系统Ⅰ(C)、调节旋翼系统Ⅱ(E)、调节旋翼系统Ⅲ(G)和调节旋翼系统Ⅳ(J)外端与主机架(A)的上环(4)和下环(3)固接；自动平衡感应器(H)经塑胶外壳(54)上所设的顶端轴Ⅰ(52)与主机架(A)中的中立板Ⅰ(30)固接；自动平衡感应器(H)经塑胶外壳(54)上所设的顶端轴Ⅱ(59)与主机架(A)中的中立板Ⅳ(45)固接；自动平衡感应器(H)经塑胶外壳(54)上所设的顶端轴Ⅲ(60)与主机架(A)中的中立板Ⅱ(31)固接；自动平衡感应器(H)经塑胶外壳(54)上所设的顶端轴Ⅳ(61)与主机架(A)中的中立板Ⅲ(41)固接。

2.按权利要求1所述的应用于航磁测量的八旋翼无人机，其特征在于所述的主机架(A)由左框架(1)、长框架(2)、下环(3)、上环(4)、右框架(5)组成，其中左框架(1)中左连杆Ⅰ(39)、左连杆Ⅱ(40)内端与长框架(2)的长连杆Ⅰ(29)中部固接，形成固接点e、固接点f；左框架(1)的左连杆Ⅳ(42)、左连杆Ⅲ(43)内端与长框架(2)的长连杆Ⅲ(36)中部固接，形成固接点h和固接点g；右框架(5)的右连杆Ⅰ(46)、右连杆Ⅱ(47)内端与长框架(2)的长连杆Ⅱ(32)中部固接，形成固接点i、固接点j，右框架(5)的右连杆Ⅲ(50)、右连杆Ⅳ(51)内端与长框架(2)的长连杆Ⅳ(35)中部固接，形成固接点k、固接点l；左框架(1)和右框架(5)与长框架(2)呈十字型，左框架(1)、长框架(2)和右框架(5)外端上部与上环(4)固接，左框架(1)、长框架(2)和右框架(5)外端下部与下环(3)固接。

3.按权利要求1所述的应用于航磁测量的八旋翼无人机，其特征在于所述的调节旋翼系统由上调节旋翼(6)、变速器(7)、上夹板(8)、立柱(9)、上支架(10)、下支架(11)、电动机(12)、下夹板(13)和下调节旋翼(14)组成，其中电动机(12)输出轴与变速器(7)的输入轴(20)固接，电动机(12)和变速器(7)由上夹板(8)和下夹板(13)固接，上支架(10)和下支架(11)中部经立柱(9)固接，上支架(10)外端与上夹板(8)内端固接，下支架(11)外端与下夹板(13)内端固接；上调节旋翼(6)固接于变速器(7)的上输出轴(16)顶端，下调节旋翼(14)固接于变速器(7)的下输出轴(23)顶端；调节旋翼系统包括调节旋翼系统Ⅰ(C)、调节旋翼系统Ⅱ(E)、调节旋翼系统Ⅲ(G)、调节旋翼系统Ⅳ(J),调节旋翼系统Ⅰ(C)、调节旋翼系统Ⅱ(E)、调节旋翼系统Ⅲ(G)、调节旋翼系统Ⅳ(J)的结构完全相同。

4.按权利要求1所述的应用于航磁测量的八旋翼无人机，其特征在于所述的主旋翼系统由主旋翼(25)、旋翼基础板(26)和主电动机(27)组成，其中主电动机(27)底部与旋翼基础板(26)固接，主电动机(27)输出轴与主旋翼(25)固接；主旋翼系统包括主旋翼系统Ⅰ(B)、主旋翼系统Ⅱ(D)、主旋翼系统Ⅲ(F)和主旋翼系统Ⅳ(I)，主旋翼系统Ⅰ(B)、主旋翼系统Ⅱ(D)、主旋翼系统Ⅲ(F)和主旋翼系统Ⅳ(I)的结构完全相同。

5.按权利要求1所述的应用于航磁测量的八旋翼无人机，其特征在于所述的自动平衡感应器(H)由活塞(53)、塑胶外壳(54)、激励线圈(55)、感应线圈(56)、玻璃管(57)、磁性液体及空气(58)组成，活塞(53)滑动连接于玻璃管(57)靠近端口的内壁，磁性液体及空气(58)填充于玻璃管(57)内，并由活塞(53)限位；玻璃管(57)靠近端口的外圆面上先缠绕等匝数的激励线圈(55)，再缠绕等匝数的感应线圈(56)；自动平衡感应器的玻璃管为相通的十字形的玻璃管，四个出口分别为a口、b口、c口、d口；自动平衡感应器由塑胶外壳(54)包裹，塑胶外壳(54)上设有顶端轴Ⅰ(52)、顶端轴Ⅱ(59)、顶端轴Ⅲ(60)、顶端轴Ⅳ(61)；自动平衡感应器包括自动平衡感应器Ⅰ(K)、自动平衡感应器Ⅱ(L)、自动平衡感应器Ⅲ(M)、自动平衡感应器Ⅳ(N)，其结构完全相同，自动平衡感应器Ⅰ(K)、自动平衡感应器Ⅱ(L)、自动平衡感应器Ⅲ(M)、自动平衡感应器Ⅳ(N)，呈十字形组装。

6.按权利要求2所述的应用于航磁测量的八旋翼无人机，其特征在于所述的长框架(2)由平台Ⅰ(28)、长连杆Ⅰ(29)、中立板Ⅰ(30)、中立板Ⅱ(31)、长连杆Ⅱ(32)、平台Ⅱ(33)、端立板Ⅱ(34)、长连杆Ⅳ(35)、长连杆Ⅲ(36)、端立板Ⅰ(37)组成，其中端立板Ⅰ(37)固接于长连杆Ⅰ(29)、长连杆Ⅱ(32)、长连杆Ⅲ(36)、长连杆Ⅳ(35)前端，端立板Ⅱ(34)固接于长连杆Ⅰ(29)、长连杆Ⅱ(32)、长连杆Ⅲ(36)、长连杆Ⅳ(35)后端，形成长方体框架，中立板Ⅰ(30)和中立板Ⅱ(31)对称固接于长方体框架内中心两边；平台Ⅰ(28)固接于长连杆Ⅰ(29)和长连杆Ⅱ(32)一端，平台Ⅱ(33)固接于长连杆Ⅰ(29)和长连杆Ⅱ(32)另一端；所述的左框架(1)由平台Ⅲ(38)、左连杆Ⅰ(39)、左连杆Ⅱ(40)、中立板Ⅲ(41)、左连杆Ⅳ(42)、左连杆Ⅲ(43)、端立板Ⅲ(44)组成，其中端立板Ⅲ(44)固接于左连杆Ⅰ(39)、左连杆Ⅱ(40)、左连杆Ⅳ(42)和左连杆Ⅲ(43)左端；中立板Ⅲ(41)固接于左连杆Ⅰ(39)、左连杆Ⅱ(40)、左连杆Ⅳ(42)和左连杆Ⅲ(43)右端靠里；平台Ⅲ(38)固接于左连杆Ⅰ(39)、左连杆Ⅱ(40)左端；所述的右框架(5)由中立板Ⅳ(45)、右连杆Ⅰ(46)、右连杆Ⅱ(47)、平台Ⅳ(48)、端立板Ⅳ(49)、右连杆Ⅲ(50)、右连杆Ⅳ(51)组成，其中端立板Ⅳ(49)固接于右连杆Ⅰ(46)、右连杆Ⅱ(47)、右连杆Ⅲ(50)和右连杆Ⅳ(51)右端，中立板Ⅳ(45)固接于右连杆Ⅰ(46)、右连杆Ⅱ(47)、右连杆Ⅲ(50)和右连杆Ⅳ(51)左端靠里；平台Ⅳ(48)固接于右连杆Ⅰ(46)和右连杆Ⅱ(47)右端。

7.按权利要求3所述的应用于航磁测量的八旋翼无人机，其特征在于所述的变速器(7)由上轴承(15)、上输出轴(16)、锥齿轮Ⅲ(17)、变速器外壳(18)、右轴承(19)、输入轴(20)、锥齿轮Ⅰ(21)、锥齿轮Ⅱ(22)、下输出轴(23)和下轴承(24)组成，其中上输出轴(16)下端固接锥齿轮Ⅲ(17)，上输出轴(16)中部与上轴承(15)内圈固接，上轴承(15)外圈固接于变速器外壳(18)上部；下输出轴(23)上端固接锥齿轮Ⅱ(22)，下输出轴(23)中部与下轴承(24)内圈固接，下轴承(24)外圈固接于变速器外壳(18)下部；输入轴(20)左端固接锥齿轮Ⅰ(21)，输入轴(20)左端中部与右轴承(19)内圈固接，右轴承(19)外圈固接于变速器外壳(18)右部；锥齿轮Ⅱ(22)和锥齿轮Ⅲ(17)均与锥齿轮Ⅰ(21)啮合。